Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия консолей крыла, выполненный в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев (пластин), установленных на одном из рычагов механизма раскрытия. Технический результат заключается в обеспечении более простой конструкции при изготовлении механизма, отсутствии его настройки и, как следствие, в исключении возможных ошибок при сборке, а также в снижении массы ракеты за счет уменьшения количества деталей. 6 ил.

 

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия (крыльям, рулям, стабилизаторам), и может быть использовано в конструкции механизмов раскрытия складываемых крыльев двухступенчатых ракет, находящихся под обтекателем.

Известны ракеты с раскрывающимися аэродинамическими поверхностями (крыльями, рулями, стабилизаторами) (патент США №3650496, 1972 г.; патенты РФ №2243488, 2004 г., №2284450, 2006 г. и др.). Это ракеты, стартующие либо из транспортно-пусковых контейнеров, либо со стартово-разгонных ступеней и находящихся при разгоне под обтекателем.

Ближайшим техническим устройством, выбранным в качестве прототипа, является патент на изобретение №2482434 [1. RU 2482434, МПК6 F42B 10/14. Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты / Волков В.А., Земсков В.А., Шестаков С.А. (14.12.2011). Опубл. 20.05.2013. Бюл. №14]. Устройство по данному патенту состоит из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты крыла и механизма раскрытия крыла с приводом, в котором крыло и механизм раскрытия установлены автономно на разных ступенях двухступенчатой ракеты. Механизм раскрытия крыла выполнен в виде вращающегося стержня и установленных на стержне двух шарнирно соединенных между собой и образующих параллелограмм рычагов, при этом ось вращения крыла и ось вращения стержня, закрепленная в опорном кронштейне, совмещены по направлению. Один из двух рычагов размещен на стержне с возможностью перемещения вдоль его оси с фиксацией от взаимного проворота, другой рычаг снабжен двумя разнесенными по его длине пальцами, взаимодействующими с гнездами, закрепленными на задней кромке крыла.

Недостатками данного устройства являются сложная настройка механизма, а также его большой вес. Устройство имеет прямую зависимость габарита механизма от величины смещения осей вращения крыла и устройства раскрытия. Для настройки механизма необходимы следующие компоненты: пальцы, удерживающие крыло, установка зазоров между протяженными рычагами. Данные настройки не требуются в предлагаемом изобретении.

Предлагаемое устройство устраняет указанные недостатки прототипа следующим образом. Если взять два взаимно перпендикулярных стержня, расположенных Т-образно, первый из которых может перемещаться вдоль оси второго, и расположить на нем же втулку, которая имеет возможность перемещения вдоль его оси, то оси вращения втулки и второго стержня могут быть различны. При повороте второго стержня втулка будет свободно вращаться относительно своей оси без какого-либо сопротивления, единственное, что будет изменяться, - это положение первого стержня относительно второго стержня и втулки. Таким образом, в предлагаемом изобретении механизм раскрытия консолей крыла выполнен в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты.

Предложенное техническое решение поясняется чертежами.

На Фиг. 1 изображен общий вид крыла с механизмом раскрытия, на Фиг. 2 - вид по направлению полета, на Фиг. 3 - сечение по отдельному элементу конструкции, на Фиг. 4 - вид сбоку отдельного элемента конструкции, на Фиг. 5 - общий изометрический вид, на Фиг. 6 - вид 3-D модели.

Предлагаемое устройство состоит из фиксируемого в раскрытом положении крыла 1 (узлы фиксации условно не показаны), шарнирно установленного на двух опорах 2 на корпусе маршевой ступени 3 ракеты, механизма раскрытия крыла, выполненного в виде прилегающего к задней кромки крыла 4 крыла 1, вращающего стержня 5, ось вращения 6 которого размещена в опорном кронштейне 7, жестко закрепленном на разгонной (отделяемой) ступени 8 ракеты, и привода 9. На стержне 5 размещена с возможностью перемещения вдоль его продольной оси втулка 11, на которой жестко установлены разнесенные по его длине два пальца (пластины) 12, заведенных (утопленных) в гнезда на задней кромке крыла 4. Стержень 5 при помощи втулки установлен на поворотном стержне 13 с возможностью перемещения вдоль его оси. В общем случае крыло 1 может быть выполнено составным и включать в себя помимо основной части 1 и аэродинамическую поверхность управления (элевон, элерон) 16, вращающуюся по оси 14, образуемую шарнирами 15.

Устройство работает следующим образом:

При подаче управляющего сигнала привод 9 поворачивает поворотный стержень 13, а вместе с ним стержень 5, который в свою очередь приводит в движение втулку 11, вследствие чего крыло 1 поворачивается за счет установленных двух пальцев (пластин) 12 из сложенного положения в раскрытое до фиксации крыла на своих фиксаторах. Наличие исходного несовпадения осей вращения крыла и вращающегося стержня механизма раскрытия крыла, как указывалось выше, компенсируется при раскрытии изменением положения стержня 5 относительно поворотного стержня 13 и втулки 11 относительно стержня 5.

Предлагаемый механизм, исключая недостатки существующих устройств, сохраняя лучшее от прототипа, обеспечивает:

- более простую конструкцию при изготовлении;

- отсутствие настройки механизма, что исключает возможные ошибки при сборке;

- снижение массы ракеты за счет уменьшения количества деталей.

Устройство может быть выполнено с использованием стандартного оборудования и материалов отечественного производства. Таким образом, заявленное устройство соответствует критерию «промышленная применимость».

Источники информации

1. Патент RU 2482434, МПК6 F42B 10/14. Раскрываемое крыло двухступенчатой ракеты / Волков В.А., Земсков В.А., Шестаков С.А. (14.12.2011). Опубл. 20.05.2013. Бюл. №14.

2. Многофункциональный механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата / Л.В. Белюстин и др. // Ракетные комплексы и ракетно-космические системы - проектирование, экспериментальная отработка, летные испытания, эксплуатация: Труды секции 22 имени академика В.Н. Челомея XXXVIII Академических чтений по космонавтике / Под общ. ред. А.Г. Леонова. Сост.: Л.С. Точилов. - Реутов [АО «ВПК «НПО машиностроения»], 2014. - С. 45-56.

3. Патент RU 2283469, МПК6 F42B 10/14. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата / Лукин И.Д., Юрконенко А.Н., Завьялов И.Е. (2006.09.10)

4. Патент RU 2387947Ю МПК F42B 10/14. Устройство фиксации сложенных аэродинамических поверхностей летательного аппарата / Сабанеев В.М., Лукин И.Д., Завьялов И.Е. (2008.10.02).

Механизм раскрытия консолей крыла летательного аппарата, состоящий из фиксируемого в раскрытом положении, шарнирно закрепленного на корпусе ракеты крыла и механизма раскрытия крыла с приводом, автономно установленных на разных ступенях ракеты, отличающийся тем, что механизм раскрытия крыла выполнен в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области вооружений и может быть использовано в ракетной технике. Задачей, решаемой данным изобретением, является обеспечение работоспособности ракеты при полете в плотных слоях атмосферы на сверхвысоких скоростях полета и высоких силовых нагрузках, а также уменьшение пассивной массы ракеты.

Изобретение относится к области вооружения, в частности к конструкции малогабаритных управляемых ракет, выстреливаемых из трубчатой направляющей – контейнера, и может быть использовано в конструкциях с различными аэродинамическими схемами.

Изобретение относится к области вооружения, а именно к неуправляемым реактивным снарядам. Реактивный снаряд содержит боевую часть (БЧ) с взрывательным устройством, установленный концентрично переходному участку аэродинамический обтекатель с упругим компенсатором зазоров, ракетный двигатель (РД) с дном, камерой и выходным раструбом, выполненный из двух одинаковых полуколец аэродинамический стабилизатор с раскрывающимися лопастями и пружинами раскрытия.

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к способам и устройствам стабилизации ракеты при подводном старте с движущегося носителя. Стабилизация движения ракеты при подводном старте сводится к обеспечению работы механизмов устройства стабилизации и последовательным командам системы управления.

Изобретение относится к области стабилизации боеприпасов, а именно к вращающемуся стабилизатору управляемой ракеты. Включает корпус с установленными на нем складывающимися лопастями и блокирующее устройство.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к корпусу боевого элемента с раскрывающимся стабилизатором. Корпус содержит цилиндрическую наружную оболочку.

Изобретение относится к ракетной технике. Раскрываемый руль содержит складываемую часть руля (1) и корневую часть (2), закрепленную в приводе (3) управления рулем и установленную в корпусе с возможностью поворота, и привод (5) раскрытия руля со штоком (6) для его продольного перемещения.

Изобретение относится к области авиастроения и касается складываемых аэродинамических поверхностей из композиционных материалов (КМ). Консоль складной аэродинамической поверхности из полимерного КМ, выполненная из углепластика или стеклопластика и по интегральной схеме, состоит из металлического кронштейна и композиционной коробчатой многостеночной конструкции.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано в рулях направления управляемых ракет. Аэродинамический руль ракеты содержит аэродинамическую поверхность с возможностью складывания, привод управления рулем (ПУР) с возможностью вращения и механизмом стопорения, штоком поршня и фиксатором с возможностью продольного перемещения.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям, например рулям и стабилизаторам, и механизмам их раскрытия. Механизм раскрытия аэродинамических поверхностей содержит поворотные части конструкции аэродинамических поверхностей, пружины сжатия в качестве механического привода, соединительное вращающееся на роликах центральное кольцо с шарнирно подсоединенными кулисами, связывающими поворотные части аэродинамических поверхностей с центральным кольцом и поворачивающими ползун-валами, соединенными с поворотными частями аэродинамических поверхностей посредством соосных муфт. Заявляемый механизм раскрытия аэродинамических поверхностей обеспечивает надежное срабатывание за счет получения наибольших и безударных усилий в наиболее ответственных фазах раскрытия механизма: в начале и в конце. 1 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к складным аэродинамическим поверхностям и механизмам их раскрытия. Раскрываемое, шарнирно закрепленное на корпусе крыло и механизм раскрытия консолей крыла, выполненный в виде Т-образно вращающихся стержней, установленных перпендикулярно друг к другу, один из которых имеет возможность перемещаться вдоль оси другого и вдоль консоли крыла, а второй закреплен шарнирно на другой ступени ракеты. Крыло раскрывается за свою заднюю кромку с помощью двух пальцев, установленных на одном из рычагов механизма раскрытия. Технический результат заключается в обеспечении более простой конструкции при изготовлении механизма, отсутствии его настройки и, как следствие, в исключении возможных ошибок при сборке, а также в снижении массы ракеты за счет уменьшения количества деталей. 6 ил.

Наверх